(57)【要約】【課題】  航空機の従来離陸方式を併用でき、また航空機の着陸に支障をきたすことがなく、航空機の重量の増加を伴うこともなく、さらに、既存の滑走路にも容易に適用することができる航空機用の離陸用推力付与装置を提供することを目的とする。【解決手段】  滑走路ＲＷの両脇に、該滑走路ＲＷの延びる方向に沿って設けられたガイドウェイ２１と、前記ガイドウェイ２１に沿って走行させられる台車２２と、前記台車２２間に設けられたビーム２３と、前記ビーム２３に取り付けられ、航空機１の離陸滑走中、航空機１の前脚ストラットおよび／または主脚ストラット１ａを進行方向後方側から押し進めるストラット挟持手段４０とを備えていることを特徴とする。【選択図】  図１
2006137289.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
滑走路の両脇に、該滑走路の延びる方向に沿って設けられたガイドウェイと、
前記ガイドウェイに沿って走行させられる台車と、
前記台車間に設けられたビームと、
前記ビームに取り付けられ、航空機の離陸滑走中、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを進行方向後方側から押し進めるストラット挟持手段とを備えていることを特徴とする航空機の離陸用推力付与装置。
【請求項２】
前記ストラット挟持手段が、移動部と、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを挟持するシザーズとを備え、かつ前記シザーズが、前記移動部を介して前記ビームに取り付けられているとともに、前記移動部が、前記ビームの延びる方向に沿って移動自在に構成されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機の離陸用推力付与装置。
【請求項３】
前記シザーズが、
離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの前方側を挟持する２本のフック状のリンクと、
これより後方側に位置する２本のリンクと、
これらリンクを互いに連結する４個のピボットと
を備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、
航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とする請求項２に記載の航空機の離陸用推力付与装置。
【請求項４】
航空機の離陸滑走中、前記シザーズを縮んだ状態に固定し、離陸滑走中の航空機を緊急停止させる際、前記シザーズを伸びた状態に固定するアクチュエータが設けられていることを特徴とする請求項３に記載の航空機の離陸用推力付与装置。
【請求項５】
航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを介して航空機に推進力または制動力を伝達するシザーズであって、
離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの前方側を挟持する２本のフック状のリンクと、
これより後方側に位置する２本のリンクと、
これらリンクを互いに連結する４個のピボットと
を備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、
航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とするシザーズ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の離陸用推力付与装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機の離陸用推力付与装置としては、滑走路に敷設された滑走レールと、この滑走レール上を滑走して、その上面に載置された航空機に推進力を付与する搭載車とを具備するものが知られている（例えば、特許文献１参照）。
また、航空機側と滑走路側とのいずれか一方にリニアモータの一次側コイルを、他方に二次側電磁石を設置して構成されたものが知られている（例えば、特許文献２参照）。
【特許文献１】特開平４−２１８５００号公報（図１）
【特許文献２】特開平５−１６８９７号公報（図１）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかしながら、上記特許文献１に開示されている発明は、滑走路の中央部に滑走レールが敷設されているため、航空機の従来離陸方式を併用できないこと、および航空機の着陸用として当該滑走路を使用することができないことから滑走路の利用効率が悪いといった問題点があった。
また、上記特許文献２に開示されている発明は、航空機側にリニアモータの二次側電磁石または一次側コイルを搭載させなければならず、航空機の重量が増加してしまうとともに、滑走路面の下方にリニアモータの一次側コイルまたは二次側電磁石を埋設しなければならず、既存の滑走路には適用し難いといった問題点があった。
【０００４】
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、航空機の従来離陸方式を併用でき、また航空機の着陸に支障をきたすことがなく、また、航空機の重量の増加を伴うことがなく、さらに、既存の滑走路にも容易に適用することができる航空機用の離陸用推力付与装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
請求項１に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、滑走路の両脇に、滑走路の延びる方向に沿って設けられたガイドウェイと、前記ガイドウェイに沿って走行させられる台車と、前記台車間に設けられたビームと、前記ビームに取り付けられ、航空機の離陸滑走中、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを進行方向後方側から押し進めるストラット挟持手段とを備えていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、滑走路の両脇に設けられたガイドウェイに沿って走行する台車とともに、ビームおよびストラット挟持手段が滑走路に沿って移動することにより、航空機にエンジンによる推力および車輪ブレーキによる制動力とは別の推進力および制動力が付与される。
【０００６】
請求項２に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、前記ストラット挟持手段が、移動部と、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを挟持するシザーズとを備え、かつ前記シザーズが、前記移動部を介して前記ビームに取り付けられているとともに、前記移動部が、前記ビームの延びる方向に沿って移動自在に構成されていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、移動部がビームの延びる方向に対して移動自在（すなわち、滑走路の幅方向、言い換えればビームのＹ軸方向（左右方向）に移動できるよう）に構成されており、離陸滑走中に航空機が横風を受けたり、またエンジンが１基停止して、航空機の左右振れ走行を行う場合でも、台車からの推進力または制動力を、ビームに対して垂直方向（即ち滑走路の延びる方向）に効率良く伝達することができる。
【０００７】
請求項３に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、前記シザーズが、離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの前方側を挟持する２本のフック状のリンクと、これより後方側に位置する２本のリンクと、これらリンクを互いに連結する４個のピボットとを備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮することを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、航空機に推進力を付与する場合、４個のピボットで連結された４本のリンクは互いに開いた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの後方側の外側面（外周面）が、フック状のリンクの略中央部に位置する内側面（内周面）と当接することにより押圧されて航空機に推進力が与えられ、また、航空機に制動力を付与する場合、４個のピボットで連結された４本のリンクは互いに閉じた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの前方側の外側面（外周面）が、フック状のリンクの先端部に位置する内側面（内周面）と当接することにより押圧されて航空機に制動力が付与される。
【０００８】
請求項４に記載の航空機の離陸用推力付与装置は、航空機の離陸滑走中、前記シザーズを縮んだ状態に固定し、離陸滑走中の航空機を緊急停止させる際、前記シザーズを伸びた状態に固定するアクチュエータが設けられていることを特徴とする。
このような航空機の離陸用推力付与装置によれば、シザーズの伸縮、すなわち、フック状のリンクの開閉がアクチュエータにより確実に行われることとなる。
【０００９】
請求項５に記載のシザーズは、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットを介して航空機に推進力または制動力を伝達するシザーズであって、離陸滑走中の航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの後方側を押圧し、離陸滑走中の航空機を緊急減速・停止させる際は、前記航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの前方側を挟持する２本のフック状のリンクと、これより後方側に位置する２本のリンクと、これらリンクを互いに連結する４個のピボットとを備えてなるパンタグラフ構造体として構成されており、航空機に推進力を付与する場合には縮んだ状態となり、航空機に制動力を付与する場合には延びた状態となるように、航空機の進行方向に沿って伸縮する
ことを特徴とする。
このようなシザーズによれば、航空機に推進力を付与する場合、４個のピボットで連結された４本のリンクは互いに開いた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの外側面（外周面）が、フック状のリンクの略中央部に位置する内側面（内周面）と当接することにより押圧されて航空機に推進力が与えられ、また、航空機に制動力を付与する場合、４個のピボットで連結された４本のリンクは互いに閉じた状態となり、航空機の前脚ストラットおよび／または主脚ストラットの外側面（外周面）が、フック状のリンクの先端部に位置する内側面（内周面）と当接することにより押圧されて航空機に制動力が付与される。
【発明の効果】
【００１０】
本発明によれば、航空機の従来離陸方式を併用でき、航空機を支障なく着陸させることができ、また、航空機の重量増加を防止することができて、さらに、既存の滑走路にも容易に適用することができるという効果を奏する。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１１】
以下、図面を参照して本発明による航空機の離陸用推力付与装置（以下、「推力付与装置」という。）の第１実施形態について、空港の滑走路に適用した具体例を用いて説明する。
推力付与装置１０は、図１および図２に示すように、加減速手段２０と、ストラット挟持手段４０とを主たる要素として構成されたものである。
【００１２】
加減速手段２０は、ガイドウェイ２１と、台車２２と、ビーム２３とを備えている。
ガイドウェイ２１は、滑走路ＲＷ（図１参照）の両脇に、滑走路ＲＷの延びる方向に沿って設けられた断面視略コ字状の溝（図３および図４（ｃ）参照）であり、ガイドウェイ２１内には、台車２２がそれぞれを１台ずつ配置されている。
図３および図４（ｃ）に示すように、各ガイドウェイ２１の側壁２１ａには、推進・浮上・案内（車体を軌道中央に保つ機能）の機能を有する地上コイル２１ｂが、ガイドウェイ２１の延びる方向に沿って設けられている。
【００１３】
台車２２は、その側壁にそれぞれ超電導磁石２２ａが取り付けられた走行体であり、これら超電導磁石に磁界を発生させることにより、ガイドウェイ２１に取り付けられた地上コイル２１ｂから推進力・浮上力・案内力を得るようになっている。
また、２台の台車２２は図示しない制御手段によりX方向の走行位置が同等になるように構成されている。
【００１４】
ビーム２３は、一方側のガイドウェイ２１内を走行する台車２２と、他側のガイドウェイ２１内を走行する台車２２とを連結するものであり、２台の台車２２とビーム２３とが一体に走行するようになっている。ここで、２台の台車はX方向走行位置が同等になるように制御されているが、この間に差異が発生する場合にも備えて、ビーム２３と台車２２の接続は下記の如く構成されている。
【００１５】
図３に示すように、ビーム２３の一方端（ここでは右端）は、ボルト２７、ボールベアリング２８、およびナット２９を介して、台車２２と連接されている。ビーム２３はボールベアリング２８によって、ボルト２７をピボットとして、Ｚ軸周りに回転できる。
図４に示すように、ビーム２３の他方端（ここでは左端）は、ボルト２７ａ、ボールベアリング２８ａ、ナット２９ａ、およびスライド板２５を介して、台車２２と連接されている。また、このスライド板２５は、４個のローラ２４を介してビーム２３の左端に開けられた細長穴２３ａの中をビーム２３の長手方向に滑ることができる。これにより、ビーム２３は、ボールベアリング２８ａによって、ボルト２７をピボットとしてＺ軸周りに回転でき、スライド板２５によってビームの左端部の細長穴２３ａの長さ分だけビーム２３の長手方向に移動することができる。
【００１６】
ストラット挟持手段４０は、移動部４１と、挟持部（以下、「シザーズ」という。）
４２とを備えている。
移動部４１は、ビーム２３の前面、後面、上面、および下面を取り囲むように形成された中空箱状の部材である。移動部４１の前方壁部および後方壁部にはそれぞれ、複数個の転動体（本実施形態ではボール）４１ａを有するボールベアリング４３が配置されており、これにより移動部４１がビーム２３に対して滑らかに移動できるよう（すなわち、滑走路ＲＷの幅方向、言い換えればビーム２３のＹ軸方向（左右方向）に滑らかに移動できるよう）になっている。
【００１７】
シザーズ４２は、ベース４４と、リンク機構４５とを備えている。
図５に示すように、ベース４４は、正面視（前方から見て）略正方形を有する基端部４４ａと、この基端部４４ａの中央部から前方に向かって突出する本体部４４ｂとを有する平面視略Ｔ字状の部材である。基端部４４ａの四隅には、それぞれ図示しない取付穴が１つずつ形成されており、本体部４４ｂの一端部（前方側の端部）には前後方向（Ｘ軸方向）に延びる長穴４４ｃが形成されているとともに、本体部４４ｂの他端部（後方側の端部）近傍には丸穴４４ｄが形成されている。
ベース４４の基端部４４ａと移動部４１とは、基端部４４ａの四隅において、取付穴、ボルト４６、および弾性部材（例えば、バネ）４７，４８を介して連結（接続）されている。弾性部材４７は、ボルト４６のヘッド後端面と基端部４４ａの前面との間に配置されているとともに、弾性部材４８は、基端部４４ａの後面と移動部４１の前面との間に配置されており、これにより、ベース４４のＸ軸方向の変位および／または本体部４４ｂ一端（前方端）の首振り運動（即ちＹ軸周りおよびＺ軸周りの回転）が許容され得るようになっている。
【００１８】
リンク機構４５は、２本のフック状（鉤状）のリンク４９ａ，４９ｂと、２本の直線状のリンク５０ａ，５０ｂと、４個のピボット５１ａ，５１ｂ，５１ｃ，５１ｄとを備えたもので、マジックハンド式あるいはパンタグラフ式に構成されている。
図５において左側に位置するフック状のリンク４９ａには、その長手方向において略中央部に第１のピボット５１ａを収容する丸穴４９ｃが形成されているとともに、一端部（後方側の端部）に第２のピボット５１ｂを収容する丸穴４９ｄが形成されている。
一方、図５において右側に位置するフック状のリンク４９ｂには、その長手方向において略中央部に第１のピボット５１ａを収容する丸穴４９ｃが形成されているとともに、一端部（後方側の端部）に第３のピボット５１ｃを収容する丸穴４９ｅが形成されている。
リンク４９ａ，４９ｂおよびベース４４は、リンク４９ａの丸穴４９ｃ、リンク４９ｂの丸穴４９ｃ、およびベース４４の長穴４４ｃ内に第１のピボット５１ａが挿入されることにより互いに連結されている。
また、これらリンク４９ａ，４９ｂの内側面（内周面）４９ａ’，４９ｂ’にはそれぞれ、緩衝部材５２が適宜必要な箇所に配置されており、航空機１の主脚ストラット１ａに傷が付かないようになっている。
【００１９】
図５において左側に位置するリンク５０ａには、一端部（後方側の端部）に第４のピボット５１ｄを収容する丸穴５０ｃが形成されているとともに、他端部（前方側の端部）に第３のピボット５１ｃを収容する丸穴５０ｄが形成されている。
一方、図５において右側に位置するリンク５０ｂには、一端部（後方側の端部）に第４のピボット５１ｄを収容する丸穴５０ｃが形成されているとともに、他端部（前方側の端部）に第２のピボット５１ｂを収容する丸穴４９ｄが形成されている。
リンク５０ａ，５０ｂおよびベース４４は、リンク５０ａの丸穴５０ｃ、リンク５０ｂの丸穴５０ｃ、およびベース４４の丸穴４４ｄ内に第４のピボット５１ｄが挿入されることにより互いに連結されている。
また、リンク４９ａとリンク５０ｂとは、リンク４９ａの丸穴４９ｄ、およびリンク５０ｂの丸穴４９ｄ内に第２のピボット５１ｂが挿入されることにより互いに連結されている。そして、リンク４９ｂとリンク５０ａとは、リンク４９ｂの丸穴４９ｅ、およびリンク５０ａの丸穴４９ｅ内に第３のピボット５１ｃが挿入されることにより互いに連結されている。
【００２０】
ベース４４の本体部４４ｂには、前後方向（Ｘ軸方向）に伸縮可能なロッド５３ａを有するアクチュエータ５３が取り付けられており、第１のピボット５１ａには、ロッド５３ａの先端部（前方側の端部）が取り付けられている。すなわち、アクチュエータ５３のロッド５３ａが伸縮することにより、第１のピボット５１ａが長穴４４ｃ内を前後方向に移動するようになっている。
したがって、アクチュエータ５３のロッド５３ａが縮んで第１のピボット５１ａが長穴４４ｃの最も後方側に位置している場合には、図５（ａ）のような状態、すなわち、リンク４９ａの他端（前方端）とリンク４９ｂの他端（前方端）との間隔が最大となる。また、アクチュエータ５３のロッド５３ａが伸びて第１のピボット５１ａが長穴４４ｃの最も前方側に位置している場合には、図５（ｂ）のような状態、すなわち、リンク４９ａの他端（前方端）とリンク４９ｂの他端（前方端）との間隔が最小となる。
このように、リンク機構４５は、アクチュエータ５３が作動させられて、ロッド５３ａが伸縮させられることにより、全体としてマジックハンドあるいはパンタグラフのような動きをするようになっている。
【００２１】
つぎに、本実施形態による推力付与装置１０の使用方法について説明する。
まずはじめに、これから離陸させようとする航空機１を、機体が滑走路ＲＷの中心線に正対するようにして滑走路ＲＷの離陸開始位置に完全に停止させる。
停止した航空機１の後方側から、台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０を近づけていき、各シザーズ４２のリンク４９ａとリンク４９ｂとの間に、対応する主脚ストラット１ａが収容された状態として、航空機１への推力付与装置１０のセッティングを終了する。このとき、アクチュエータ５３のロッド５３ａは（最も）縮んだ状態にセット（位置決め）されており、リンク４９ａ，４９ｂに取り付けられた後方側の緩衝部材５２と主脚ストラット１ａの外側面（外周面）とは当接した状態とされている（図１および図５（ａ）参照）。
【００２２】
航空機１への推力付与装置１０のセッティングが終了したら、航空機１のパイロットは管制官から離陸の許可を得て、エンジンの推力を離陸出力近くにセットした後にブレーキを開放した後、推力を離陸推力とし、推力付与装置１０の前述した制御手段にテイクオフ信号（離陸信号）を送って推力付与装置１０を作動させ、航空機１の離陸滑走を開始させる。
そして、航空機１は、機体に装備されたエンジンおよび推力付与装置１０によりその速度が上げられて、推力付与装置１０を同時に使用しない場合よりも短い時間と短い離陸距離とで離陸していくこととなる。
【００２３】
ここで、航空機１の主脚ストラット１ａを進行方向前方へ押し進める台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０がどのような動きをしているのかについてより具体的に説明する。
台車２２を制御する制御手段には、台車２２を、ローテーション速度：ＶR（例えば、国際線仕様のB747-400では、170kt（314km/h）となっている）に近い速度、例えば９０％まで等加速度運動をさせ、その後しばらくの間（例えば、２秒間）等速度運動させた後、負の加速度運動をさせて停止させるプログラムが予め設定されており、台車２２はこのプログラムに基づいて作動し、航空機を離陸直前まで加速させ、ストラット挟持手段４０から脚ストラットを離し、台車は減速・停止する。
【００２４】
このとき、これら台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０には、おおよそ図７（ａ）に示すような加速力（縦軸）が加わることとなる。すなわち、これら台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０は、航空機１がローテーション速度：ＶＲに近い速度、例えば９０％に達するまで、航空機１に推進力を付与し続け、航空機１がローテーション速度：ＶＲに近い速度、例えば９０％に達したら、等速度運動へと移行し、その状態で所定時間（例えば、２秒間）移動し続けた後、減速停止するようになっている。
なお、航空機１の主脚ストラット１ａは、台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０が等速度運動している間に（すなわち、主脚ストラット１ａが推力付与装置１０により全く押されていない状態で）、ストラット挟持手段４０（より詳しくは、フック状のリンク４９ａとリンク４９ｂとの間）から前方に（外に）進み出ていくこととなる。
そのt直後から、航空機は自立滑走となり、ローテーション速度：ＶＲに達した時点にて、パイロットが航空機の引き起こし操作を行い離陸する。
【００２５】
一方、航空機１の主脚ストラット１ａが、ストラット挟持手段４０（より詳しくは、フック状のリンク４９ａとリンク４９ｂとの間）よりも前方に進み出てしまうまでに、航空機にトラブルが発生し、航空機１を緊急減速・停止させる必要が生じた場合には、航空機１のパイロットは自らの判断で（例えば、離陸決定速度：Ｖ１に達する前にエンジンが故障した様な場合は緊急停止と判断するが、Ｖ１に達した後、エンジンが故障した場合は緊急減速・停止の対象とはならず、滑走を続行）、直ちにエンジンのパワーを絞り、ブレーキをかけるとともに、推力付与装置１０に、アクチュエータ緊急作動信号および台車緊急減速開始信号から成るエマージェンシー信号（緊急停止信号）を送って推力付与装置１０を緊急減速・停止させることにより、航空機１を滑走路ＲＷ上に緊急減速・停止させることができるようになっている。
すなわち、パイロットからアクチュエータ５３に送られるアクチュエータ緊急作動信号により、アクチュエータ５３のロッド５３ａが（最も）縮んだ状態（図５（ａ）参照）から（最も）伸びた状態（図５（ｂ）参照）に変更されるとともにその位置に位置決めされ、リンク４９ａの他端（前方端）とリンク４９ｂの他端（前方端）との間隔が最小とされて、航空機１の主脚ストラット１ａがこれらリンク４９ａ，４９ｂにより把持される。他方、台車・緊急減速開始信号にて、台車２２が緊急減速プログラム図７（ｂ）に従って減速を開始し、航空機１が減速させられ、停止時にパイロットからの指示信号にて、台車の減速力を零とすると共に、アクチュエータ５３を作動させシザーズ４２を開状態とする。以上の過程にて、航空機１は、車輪ブレーキの制動力および推力付与装置１０による制動力にて減速し、推力付与装置１０を同時に使用しない場合よりも短い時間と短い滑走距離とで停止することとなる。
【００２６】
本実施形態による推力付与装置１０によれば、離陸する航空機１の速度を短時間で所定の速度（ローテーション速度：ＶＲ）に到達させることができるようになり、さらに、緊急時には、航空機１の主脚ストラット１ａを掴んで航空機１を急激に減速停止させることができるので、航空機１の必要離陸滑走距長を短縮することができる。
また、離陸に要する時間を短縮することができること、また離陸に際して従来と同じ滑走距離の使用が許されるのであれば、航空機１に装備されたエンジンの出力を離陸出力から出力を絞った状態で（あるいは、離陸出力が従前のエンジンの出力より小さい出力に設定されたエンジンを使用して）航空機１を離陸させることが可能となるので、空港周辺への騒音を低減させることができる。
さらに、移動部４１がビーム２３に対して滑らかに移動できるよう（すなわち、滑走路ＲＷの幅方向、言い換えればビーム２３のＹ軸方向（左右方向）に滑らかに移動できるよう）に構成されており、離陸滑走中に航空機１が横風を受けたり、またエンジンが１基停止して、航空機の左右振れ走行を行う場合でも、台車からの推進力または制動力を、ビームに対して垂直方向（即ち滑走路の延びる方向）に効率良く伝達することができる。
さらにまた、ガイドウェイ２１は、滑走路ＲＷの両脇に設置されるようになっているとともに、台車２２、ビーム２３、およびストラット挟持手段４０は、航空機１が着陸する際には滑走路ＲＷの端（ランウェイ・エンド）に配置されるようになっているので、当該滑走路ＲＷは、従来離陸方式用航空機、航空機１の着陸の際にも使用可能であり、滑走路ＲＷの利用効率の向上を図ることができる。
さらにまた、推力付与装置１０を設置するにあたっては、滑走路ＲＷ自体に何ら手を加える必要がないので、既存の滑走路ＲＷを使用しながら設置工事を行うことができる。
さらにまた、航空機１側にも装置等を搭載する必要がないので、航空機１の重量増加を伴うことがなく好適である。
【００２７】
本発明による推力付与装置の第２実施形態を、図６を用いて説明する。
本実施形態における推力付与装置は、上述した実施形態のフック状のリンク４９ａ，４９ｂを有するリンク機構４５の代わりに、ヘ字状のリンク２４９ａ，２４９ｂを有するリンク機構２４５が設けられているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。
【００２８】
ヘ字状のリンク２４９ａ，２４９ｂはそれぞれ、図６に示すように平面視略ヘ字状を呈するリンクであり、その他端部（前方側の端部）には、前述したフック状のリンク４９ａ，４９ｂと同様のフック部（鉤部）Ｆが設けられている。また、フック部Ｆの根本部（付け根部）にはストラット支持部Ｓが形成されている。
【００２９】
本実施形態による推力付与装置によれば、フック部Ｆの根本部（付け根部）にストラット支持部Ｓが形成されているので、航空機１に推進力を付与する場合の、フック状のリンク２４９ａ，２４９ｂの内側面（内周面）４９ａ’，４９ｂ’と主脚ストラット１ａの外側面（外周面）との接触面積を前述した第１実施形態のものよりも増加させることができ、航空機１の主脚ストラット１ａをより確実に挟持（保持）することができる。したがって、横風の影響を受けて航空機１が滑走路ＲＷ上で左右に振られたとしても、ストラット支持部Ｓから主脚ストラット１ａが外れてしまうことを防止することができて、航空機１に推進力を確実かつ効率よく伝達することができる。
その他の作用効果は前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではその説明を省略する。
【００３０】
上述した第１実施形態および第２実施形態において、アクチュエータ５３が無くても、慣性力によって、シザーズ４２はこれに正加速度が働く場合に開き、負加速度が働く場合に閉じて、基本的には本来の目的が達成される。ところが、台車２２をローテーション速度：ＶＲに近い速度、例えば９０％まで等加速度運動（零加速度）をさせ、その後しばらくの間（例えば、２秒間）等速度運動させて脚ストラットをシザーズの外に出す場合、零加速度を経ずに負加速度となり、シザーズが閉じて脚ストラットを掴んでしまうような不具合、また緊急減速開始時にシザーズが閉じる前に脚ストラットがシザーズの外に出るような不具合を排除するために、即ち、リンク４９ａ，４９ｂを必要なタイミングにてより確実に開閉させるために用いている。
【００３１】
なお、上述した全実施形態において、台車２２を駆動する駆動源としてリニアモータを採用しているが、本発明はこれに限定されるものではなく、航空機１に推力・制動力を付与することができるものであればいかなる形態のものであってもよい。
【００３２】
また、上述した実施形態では、主脚ストラット１ａのみを介して航空機１に推進力あるいは制動力を付与するようになっているが、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば、前脚ストラットおよび主脚ストラット１ａの双方を介して航空機１に推進力あるいは制動力を付与するものであってもよいし、若しくは前脚ストラットのみを介して航空機１に推進力あるいは制動力を付与するものであってもよい。
【００３３】
さらに、上述した実施形態のものは、空港の滑走路にのみ適用され得るものではなく、例えば、航空母艦の飛行甲板等にも適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明による航空機の離陸用推力付与装置の第１実施形態を示す概略全体構成図である。
【図２】本発明による航空機の離陸用推力付与装置の第１実施形態を示す図であって、左側の主脚ストラットを受け持つストラット挟持手段を、滑走路左側の脇に設けられたガイドウェイに近づけた状態を示す平面図である。
【図３】本発明による航空機の離陸用推力付与装置の第１実施形態を示す図であって、ビームの右側端と台車との連接状態を示す縦断面図である。
【図４】本発明による航空機の離陸用推力付与装置の第１実施形態を示す図であって、ビームの左側端と台車との連接状態を示す図であり、（ａ）は（ｂ）のＩ−Ｉ矢視断面図、（ｂ）は横断面図、（ｃ）は縦断面図である。
【図５】図１および図２（ａ）に示すシザーズの平面図であって、（ａ）は正の加速度付与（航空機が加速滑走時）の状態、（ｂ）は負の加速度付与（航空機が緊急減速滑走時）の状態を示す図である。
【図６】本発明による航空機の離陸用推力付与装置の第２実施形態を示す図であって（ａ）は正の加速度付与（航空機が加速滑走時）の状態、（ｂ）は負の加速度付与（航空機が緊急減速滑走時）の状態を示す図である。
【図７】台車、ビーム、およびストラット挟持手段に加わる加速力を時間毎に表したグラフであり、（ａ）は通常の離陸滑走の場合、（ｂ）は緊急減速・停止の場合を示している。
【符号の説明】
【００３５】
１    航空機
１ａ  主脚ストラット
１０    離陸用推力付与装置
２１    ガイドウェイ
２２    台車
２３    ビーム
４０    ストラット挟持手段
４１    移動部
４２    シザーズ
４９ａ  リンク（フック状のリンク）
４９ｂ  リンク（フック状のリンク）
５０ａ  リンク（直線状のリンク）
５０ｂ  リンク（直線状のリンク）
５１ａ  第１のピボット
５１ｂ  第２のピボット
５１ｃ  第３のピボット
５１ｄ  第４のピボット
５３    アクチュエータ
２４９ａ  リンク（フック状のリンク）
２４９ｂ  リンク（フック状のリンク）
ＲＷ    滑走路
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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